RU2469194C2 - Device to brake turbine of gas turbine engine in collapse of turbine shaft, and double-step gas turbine engine - Google Patents

Device to brake turbine of gas turbine engine in collapse of turbine shaft, and double-step gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2469194C2
RU2469194C2 RU2008120784/06A RU2008120784A RU2469194C2 RU 2469194 C2 RU2469194 C2 RU 2469194C2 RU 2008120784/06 A RU2008120784/06 A RU 2008120784/06A RU 2008120784 A RU2008120784 A RU 2008120784A RU 2469194 C2 RU2469194 C2 RU 2469194C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
braking
shaft
turbine
rim
rotor
Prior art date
Application number
RU2008120784/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2008120784A (en
Inventor
Жак БАР
Дадье ЭСКЮР
Клод МОН
Стефан РУССЕЛЭН
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2008120784A publication Critical patent/RU2008120784A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2469194C2 publication Critical patent/RU2469194C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/006—Arrangements of brakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F05D2270/021—Purpose of the control system to control rotational speed (n) to prevent overspeed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: turbine brake comprises rotor with at least one disc with rim. Said rotor drives the shaft and can revolve relative to stator in the case of shaft collapse. Besides, said rotor comprises first and second braking elements. Said first braking element is rigidly engaged with rim and incorporates, at least, one cutting element. Said second braking element is rigidly engaged with stator downstream of said rim to comprise ring-shape element. Said ring is made from material that can be cut by aforesaid cutting element. Both braking elements get in contact due to rotor axial displacement caused by shaft collapse to allow cutting element to cut said ring-shape element of second braking element.
EFFECT: turbine braking in collapse of its shaft.
8 cl, 2 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности, к области многоконтурных турбореактивных двигателей, и касается системы, позволяющей обеспечить, в случае разрушения вала такого газотурбинного двигателя, остановку его вращения в возможно более короткий промежуток времени.The present invention relates to the field of gas turbine engines, in particular, to the field of multi-circuit turbojet engines, and relates to a system that allows, in case of destruction of the shaft of such a gas turbine engine, to stop its rotation in the shortest possible period of time.

В многоконтурном турбореактивном двигателе, имеющем в своем составе турбовентилятор, этот турбовентилятор приводится во вращательное движение при помощи турбины низкого давления. В том случае, когда вал, связывающий ротор этого вентилятора с валом ротора турбины, разрушается, момент сил сопротивления на валу этой турбины резко уменьшается, тогда как поток газов, проходящих через двигатель, продолжает передавать свою энергию на ротор вентилятора. Следствием этого является быстрое увеличение скорости вращения ротора вентилятора, которая может достигнуть его предела прочности, что может вызвать разрушение ротора этого вентилятора, последствия которого могут оказаться катастрофическими.In a multi-circuit turbojet engine incorporating a turbofan, this turbofan is rotationally driven by a low pressure turbine. In the case when the shaft connecting the rotor of this fan with the shaft of the turbine rotor is destroyed, the moment of resistance forces on the shaft of this turbine sharply decreases, while the flow of gases passing through the engine continues to transmit its energy to the fan rotor. The consequence of this is a rapid increase in the rotor speed of the fan, which can reach its ultimate strength, which can cause the destruction of the rotor of this fan, the consequences of which can be catastrophic.

В таких случаях предложено прерывать подачу топлива, питающего камеру сгорания двигателя, для того, чтобы устранить источник энергии, при помощи которой упомянутый ротор увеличивает скорость своего вращения. В данном случае техническое решение состоит в контроле за скоростью вращения упомянутых валов при помощи резервированных средств измерения и в выдаче команды на прекращение подачи топлива в том случае, когда выявлено избыточное увеличение скорости вращения. В соответствии с патентом US 6494046 B1, IPC F01D 21/00, 17.12.2002 обеспечивается измерение частоты вращения на двух концах вала на уровне подшипников и обеспечивается непрерывное сравнение этих частот в режиме реального времени.In such cases, it is proposed to interrupt the supply of fuel supplying the combustion chamber of the engine in order to eliminate the source of energy by which the said rotor increases its speed of rotation. In this case, the technical solution consists in monitoring the rotation speed of the said shafts using redundant measuring instruments and in issuing a command to stop the fuel supply in the event that an excessive increase in the rotation speed is detected. In accordance with US Pat.

Средства, обеспечивающие торможение вращения ротора в том случае, когда выявлена подобная аварийная ситуация, также уже известны. Осевое перемещение ротора, являющееся следствием разрушения упомянутого вала, включает приводной механизм устройств, обеспечивающих рассеивание кинетической энергии. В данном случае речь идет, например, о неподвижных крылышках колеса, примыкающего к направляющим лопаточным аппаратам, которые отклоняются в направлении лопаток ротора таким образом, чтобы войти в пространства между ними и перекрыть траекторию их движения. При этом кинетическая энергия рассеивается при помощи взаимного трения этих деталей, в результате их деформации и даже вследствие их разрушения. Техническое решение подобного типа описано в патенте ЕР 1640564 A1, IPC F01D 21/02, 29.03.06, выданном на имя заявителя. В соответствии с этим техническим решением средства разрушения устанавливаются на неподвижном колесе, примыкающем к колесу турбины, которое должно быть заторможено, и эти средства разрушения выполнены таким образом, чтобы срезать стойки лопаток переднего по потоку ротора на начальной стадии перемещения этого ротора в направлении по потоку.Means providing braking of the rotor rotation in the event that a similar emergency is detected are also already known. The axial movement of the rotor, which is a consequence of the destruction of the shaft, includes a drive mechanism for devices that provide dissipation of kinetic energy. In this case, we are talking about, for example, the fixed wings of a wheel adjacent to the guide vanes, which deviate in the direction of the rotor blades in such a way as to enter the spaces between them and block the path of their movement. In this case, the kinetic energy is dissipated by the mutual friction of these parts, as a result of their deformation and even due to their destruction. A technical solution of this type is described in patent EP 1640564 A1, IPC F01D 21/02, 03.29.06, issued in the name of the applicant. In accordance with this technical solution, the destruction means are mounted on a fixed wheel adjacent to the turbine wheel, which should be braked, and these destruction means are made in such a way as to cut the racks of the blades of the forward flow rotor at the initial stage of moving this rotor in the flow direction.

Данное техническое решение, хотя и является достаточно эффективным, влечет за собой разрушения и, соответственно, значительные затраты на восстановление поврежденного лопаточного аппарата.This technical solution, although it is quite effective, entails destruction and, accordingly, significant costs for the restoration of a damaged scapula.

Задачей предлагаемого изобретения является достаточно простое, эффективное и не слишком дорогостоящее техническое решение, предназначенное для того, чтобы уменьшить скорость вращения турбины в газотурбинном двигателе, содержащей ротор, приводящий в движение вал и подвижный по вращательному движению внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала.The objective of the invention is a fairly simple, effective and not too expensive technical solution, designed to reduce the speed of rotation of the turbine in a gas turbine engine containing a rotor, which drives the shaft and is movable by rotational movement inside the stator, in case of destruction of the said shaft.

В соответствии с предлагаемым изобретением устройство торможения турбины в газотурбинном двигателе, содержащей ротор, имеющий по меньшей мере один диск с ободом, приводящий в движение вал и вращающийся относительно статора, отличается тем, что содержит первый орган торможения, жестко связанный с упомянутым ободом и снабженный по меньшей мере одним режущим элементом, и второй орган торможения, жестко связанный со статором по потоку позади этого обода и содержащий элемент в форме кольца, изготовленный из материала, который может быть разрезан при помощи упомянутого режущего элемента первого органа торможения, причем оба эти органа торможения входят в контакт друг с другом в результате осевого перемещения ротора после разрушения упомянутого вала, и режущий элемент первого органа торможения обеспечивает разрезание элемента в форме кольца второго органа торможения.In accordance with the invention, a turbine braking device in a gas turbine engine comprising a rotor having at least one disk with a rim, driving a shaft and rotating relative to the stator, is characterized in that it comprises a first braking member rigidly connected to said rim and provided with at least one cutting element, and a second braking element, rigidly connected to the stator downstream of this rim and containing an element in the form of a ring made of a material that can be broken Hezane using the cutting element of the first braking element, both of which braking elements come into contact with each other as a result of the axial movement of the rotor after the destruction of the shaft, and the cutting element of the first braking element cuts the element in the form of a ring of the second braking element.

Техническое решение в соответствии с предлагаемым изобретением состоит, таким образом, в рассеивании энергии вращения ротора между двумя органами, которые приспособлены для торможения этого вращения. Эти средства торможения позволяют увеличить площадь контакта в функции поставленной задачи и обеспечения значительного коэффициента трения.The technical solution in accordance with the invention consists, therefore, in dissipating the energy of rotation of the rotor between two organs that are adapted to inhibit this rotation. These braking means allow to increase the contact area as a function of the task and ensure a significant coefficient of friction.

Преимуществом предлагаемого изобретения также является обеспечение возможности снижения максимального режима, который ротор должен выдерживать без разрушения. Этот режим представляет собой режим, который может быть достигнут в процессе разрушения упомянутого вала.An advantage of the invention is also the ability to reduce the maximum mode that the rotor must withstand without destruction. This mode is a mode that can be achieved in the process of destruction of said shaft.

Размещая органы торможения за пределами канала движения газов, обеспечивают предохранение лопаток от разрушения и локализацию зоны, в которой происходит это рассеивание энергии.By placing the braking organs outside the channel of gas movement, they protect the blades from destruction and localize the zone in which this energy dissipation occurs.

Для двигателя, имеющего в своем составе выхлопной кожух, упомянутый первый орган торможения предпочтительно жестко связан с последней ступенью турбины ротора, а упомянутый второй орган торможения жестко связан с этим выхлопным кожухом.For an engine having an exhaust casing, said first braking member is preferably rigidly connected to the last stage of the rotor turbine, and said second braking member is rigidly connected to this exhaust casing.

Предпочтительно, чтобы первый орган торможения содержал множество режущих элементов, распределенных вокруг оси двигателя, и эти режущие элементы были реализованы путем механической обработки совместно с ободом. Эти режущие элементы выполнены в форме резцов, приспособленных для выдалбливания упомянутого элемента в форме кольца со снятием материала с этого кольца.Preferably, the first braking member comprises a plurality of cutting elements distributed around the axis of the engine, and these cutting elements are implemented by machining together with the rim. These cutting elements are made in the form of cutters adapted to hollow out the said element in the form of a ring with the removal of material from this ring.

Предпочтительно также, чтобы элемент в форме кольца был присоединен к фланцу, установленному на статоре.It is also preferred that the ring-shaped member is attached to a flange mounted on the stator.

Предлагаемое изобретение также относится к двухвальному газотурбинному двигателю с поперечным сечением турбины низкого давления, которое оборудовано таким устройством торможения.The present invention also relates to a twin-shaft gas turbine engine with a cross section of a low pressure turbine, which is equipped with such a braking device.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из описания, не являющегося ограничительным примером его осуществления, приводимого со ссылками на фигуры чертежей, в числе которых:Other characteristics and advantages of the invention will be better understood from the description, which is not a restrictive example of its implementation, given with reference to the figures of the drawings, including:

- фиг.1 изображает схематический вид в половинном осевом разрезе поперечного сечения турбины двухвального газотурбинного двигателя;- figure 1 depicts a schematic view in half axial section of a cross section of a turbine of a twin-shaft gas turbine engine;

- фиг.2 - схематический вид устройства торможения, установленного на поперечном сечении турбины низкого давления газотурбинного двигателя.- figure 2 is a schematic view of a braking device mounted on a cross section of a low pressure turbine of a gas turbine engine.

На фиг.1 можно видеть часть поперечного сечения турбины 1 газотурбинного двигателя. В двухвальном и двухконтурном турбореактивном двигателе поперечное сечение турбины 1 содержит турбину высокого давления спереди по потоку, которая не показана на этой фигуре и в которую поступают горячие газы из камеры сгорания. Эти горячие газы, их прохождение через лопаточный аппарат колеса этой турбины высокого давления, направляются через колесо 3 неподвижных направляющих лопаточных аппаратов на поперечное сечение 5 турбины низкого давления. Это поперечное сечение 5 образовано ротором 6, сформированным здесь в виде барабана, соединяющего несколько снабженных системой лопаток дисков 61, 62, 63, в количестве трех в рассматриваемом здесь примере реализации. Лопатки, содержащие лопасть и корневую часть, устанавливаются, обычно индивидуально, на периферийной части дисков в ложементах, выполненных на ободе. Каждое колесо 7 неподвижных направляющих лопаточных аппаратов вставлено между ступенями турбины и предназначено для соответствующей ориентации газового потока по отношению к располагающимся позади них по потоку подвижным лопаточным аппаратам. Эта система образует поперечное сечение 5 турбины низкого давления. Ротор 6 этой турбины низкого давления установлен на валу 8, располагающемся концентрично по отношению к валу 9 турбины высокого давления, который продолжается в осевом направлении в направлении передней по потоку части двигателя, где на нем закрепляется ротор вентилятора. Эта вращающаяся система удерживается соответствующими подшипниками, располагающимися в передней и в задней частях двигателя. На фиг.1 показан вал 8, удерживаемый подшипником в конструктивном кожухе, называемом выхлопным кожухом 10. Этот выхлопной кожух снабжен средствами подвески, предназначенными для монтажа двигателя на воздушном судне.1, a portion of a cross section of a turbine 1 of a gas turbine engine can be seen. In a twin-shaft and dual-circuit turbojet engine, the cross section of the turbine 1 contains a high pressure turbine upstream, which is not shown in this figure and which receives hot gases from the combustion chamber. These hot gases, their passage through the blade apparatus of the wheel of this high pressure turbine, are directed through the wheel 3 of the fixed guide vanes to the cross section 5 of the low pressure turbine. This cross-section 5 is formed by a rotor 6, formed here in the form of a drum connecting three disk disks 61, 62, 63 equipped with a system of blades, in the amount of three in the implementation example considered here. The blades containing the blade and the root part are usually installed individually on the peripheral part of the disks in the lodgements made on the rim. Each wheel 7 of the fixed guide vanes is inserted between the steps of the turbine and is designed for the corresponding orientation of the gas flow with respect to the movable vanes located behind them in the stream. This system forms a cross section 5 of the low pressure turbine. The rotor 6 of this low pressure turbine is mounted on a shaft 8, which is concentric with respect to the shaft 9 of the high pressure turbine, which continues axially in the direction of the upstream part of the engine, where the fan rotor is fixed to it. This rotating system is held by suitable bearings located at the front and rear of the engine. 1 shows a shaft 8 held by a bearing in a structural casing called an exhaust casing 10. This exhaust casing is provided with suspension means for mounting the engine on an aircraft.

В том случае, когда вал 8 случайным образом разрушается, подвижная система этой турбины низкого давления смещается в направлении назад по потоку, или вправо на рассматриваемой здесь фигуре, вследствие воздействия давления, создаваемого потоком движущихся газов. В то же время эта подвижная система увеличивает скорость своего вращения вследствие устранения момента, сил сопротивления в сочетании с тангенциальным толкающим усилием, которое горячие газы продолжают создавать на подвижных лопаточных аппаратах в процессе прохождения этих газов через турбину.In the event that the shaft 8 is randomly destroyed, the movable system of this low-pressure turbine is displaced in a backward direction, or to the right in the figure considered here, due to the pressure created by the flow of moving gases. At the same time, this mobile system increases its rotation speed due to the elimination of the moment, resistance forces in combination with the tangential pushing force that hot gases continue to create on the moving vanes during the passage of these gases through the turbine.

В соответствии с предлагаемым изобретением для того, чтобы исключить чрезмерное увеличение оборотов ротора турбины и не допустить того, чтобы скорость его вращения достигла максимально допустимого режима, предшествующего разрушению ротора, в поперечное сечение турбины встроено устройство торможения.In accordance with the invention, in order to prevent an excessive increase in the speed of the turbine rotor and to prevent its rotation speed from reaching the maximum permissible mode preceding the rotor failure, a braking device is integrated into the turbine cross section.

Это устройство 100 торможения схематически представлено на фиг.2, на которой показан частичный вид в изометрии диска 63′ турбины и выхлопного кожуха.This braking device 100 is schematically shown in FIG. 2, which is a partial isometric view of a turbine disc 63 ′ and an exhaust casing.

Диск 63′ соответствует диску 63, показанному на фиг.1, но модифицированному в соответствии с предлагаемым изобретением. Этот диск 63′ имеет обычную форму или какую-либо другую форму и, в соответствии с рассматриваемым здесь примером реализации, содержит втулку 63′А, обод 63′В, предусмотренный на его периферийной части, и радиальную перемычку 63′С небольшой толщины, располагающуюся между втулкой и ободом. Обод 63′В снабжен средствами присоединения лопаток, которые проходят в радиальном направлении в кольцевом канале, через которые протекают газы двигателя. Эти лопатки и средства их присоединения не являются частью предлагаемого изобретения и не представлены на упомянутой фигуре во всей их совокупности, но лишь в виде силуэта в плоскости разреза. Выхлопной кожух 10 представлен здесь в той своей части, которая располагается против диска 63′. Этот кожух содержит кольцевую платформу 10А, образующую внутреннюю стенку канала протекания потока газов в продолжении платформ, располагающихся на периферийной части диска 63′ последней ступени турбины. Лопатки спрямляющего аппарата 10В проходят в радиальном направлении в упомянутом кольцевом канале. Платформа 10А проходит в осевом направлении к передней по потоку части в сторону диска 63′ при помощи кольцевого язычка 10А′ герметизации.The disk 63 ′ corresponds to the disk 63 shown in FIG. 1, but modified in accordance with the invention. This disk 63 ′ has a normal shape or some other shape and, in accordance with an example of implementation considered here, contains a sleeve 63′A, a rim 63′B provided on its peripheral part, and a radial jumper 63′C of small thickness, located between the hub and the rim. The 63′B rim is equipped with vanes connecting means that extend radially in the annular channel through which the engine gases flow. These blades and means for their attachment are not part of the invention and are not represented in the figure in their entirety, but only in the form of a silhouette in the plane of the cut. The exhaust casing 10 is presented here in that part which is located against the disk 63 ′. This casing comprises an annular platform 10A, forming the inner wall of the channel for the flow of gases in the continuation of the platforms located on the peripheral part of the disk 63 ′ of the last stage of the turbine. The blades of the straightening apparatus 10B extend radially in the said annular channel. The platform 10A extends axially toward the upstream portion towards the disk 63 ′ by means of an annular sealing tongue 10A ′.

Ниже приводится описание устройства торможения 100 в соответствии с предлагаемым изобретением. Это устройство содержит первый орган 110 торможения, который образован режущими элементами 110А. Первый орган 110 торможения жестко связан с ободом 63'В. Более конкретно, для рассматриваемого здесь примера выполнения, этот орган 110 жестко связан с радиальным фланцем 63'В1, располагающимся по потоку позади уровня расположения упомянутого обода. Элементы 110А в рассматриваемом примере выполнения представляют собой зубья, наклоненные в направлении вращения диска. Их дистальный конец имеет форму скошенной кромки и срезан таким образом, чтобы сформировать режущее средство типа резца. Режущая кромка здесь располагается в радиальном направлении или же по существу в радиальном направлении.The following is a description of the braking device 100 in accordance with the invention. This device comprises a first braking member 110, which is formed by cutting elements 110A. The first braking member 110 is rigidly connected to the rim 63'B. More specifically, for the exemplary embodiment discussed herein, this member 110 is rigidly connected to a radial flange 63'B1 located downstream of the level of said rim. Elements 110A in the present exemplary embodiment are teeth inclined in the direction of rotation of the disk. Their distal end has a beveled edge shape and is cut so as to form a cutting tool such as a cutter. The cutting edge here is located in the radial direction or essentially in the radial direction.

Этот первый орган (110) торможения может быть присоединен к фланцу 63'В1 обода 63'В, но он также может быть получен путем механической обработки, совместно с ободом, полученной из литейного производства заготовки. В этом случае орган торможения будет изготовлен из того же металла, что и обод. И твердость этого органа будет соответствать твердости упомянутого металла.This first braking member (110) can be attached to the flange 63'B1 of the rim 63'B, but it can also be obtained by machining, together with the rim obtained from the foundry casting. In this case, the braking body will be made of the same metal as the rim. And the hardness of this organ will correspond to the hardness of said metal.

Второй орган 120 торможения устанавливается на статоре, образованном выхлопным кожухом 10. Этот второй орган содержит кольцевой диск 120В, прикрепленный болтами к кольцевому ребру жесткости кожуха 10 под язычком 10А'. Этот диск 120В содержит радиальный фланец 120В1, размещенный по потоку позади первого органа 110 торможения. Элемент 120А в форме кольца жестко связан с фланцем 120В1. Этот элемент 120А в форме кольца имеет прямоугольное поперечное сечение с радиальной поверхностью, перпендикулярной к оси вращения и удерживаемой на небольшом расстоянии по потоку позади режущих кромок режущих инструментов (110А), образующих первый орган (110) торможения.The second braking member 120 is mounted on a stator formed by the exhaust casing 10. This second member comprises an annular disc 120B bolted to the annular stiffener of the casing 10 under the tongue 10A ′. This disc 120B comprises a radial flange 120B1, arranged downstream of the first braking member 110. The ring-shaped element 120A is rigidly connected to the flange 120B1. This ring-shaped element 120A has a rectangular cross-section with a radial surface perpendicular to the axis of rotation and held at a small distance upstream behind the cutting edges of the cutting tools (110A) forming the first braking member (110).

Материал, из которого изготовлен упомянутый элемент 120А в форме кольца, имеет твердость, меньшую, чем твердость режущих элементов 110А. Этот элемент может представлять собой единую деталь с фланцем 120В, но он также может быть присоединен к упомянутому фланцу.The material from which said ring-shaped member 120A is made has a hardness lower than that of the cutting members 110A. This element can be a single part with a flange 120B, but it can also be attached to said flange.

При нормальном функционировании диск турбины вращается вокруг своей оси и режущие элементы 110А перемещаются по вращательному движению вокруг оси двигателя параллельно передней поверхности элемента 120А в виде кольца, предпочтительным образом не касаясь этого элемента.During normal operation, the turbine disk rotates about its axis and the cutting elements 110A move in a rotational motion around the axis of the engine parallel to the front surface of the ring element 120A, without preferably touching this element.

Сочетание элементов 110А и 120А должно обеспечить, в том случае, когда диск смещается в осевом направлении в сторону по потоку вследствие разрушения вала 8, возможность для упомянутых режущих элементов 110А войти в контакт трения с упомянутым элементом 120А в форме кольца. Вращение, связанное с давлением потока газов, приводит к разрезанию элемента 120А при помощи режущих элементов 110А так же, как это происходит при действии обычного режущего инструмента. Энергия для такого разрезания поступает от вращающегося ротора и, таким образом, рассеивается.The combination of elements 110A and 120A should provide, in the case when the disk is axially displaced in the upstream direction due to the destruction of the shaft 8, it is possible for said cutting elements 110A to come into friction contact with said ring-shaped element 120A. The rotation associated with the pressure of the gas flow leads to the cutting of the element 120A by means of the cutting elements 110A in the same way as it does with a conventional cutting tool. The energy for such a cut comes from a rotating rotor and, therefore, is dissipated.

Геометрические параметры режущих элементов 110А, угол наклона скошенного края, длина режущей кромки и материал, из которого изготовлены эти элементы, определяются совместно и в соответствии с характеристиками материала, из которого изготовлен упомянутый кольцевой элемент 120А.The geometric parameters of the cutting elements 110A, the angle of inclination of the beveled edge, the length of the cutting edge and the material from which these elements are made are determined jointly and in accordance with the characteristics of the material from which the ring element 120A is made.

Claims (8)

1. Устройство торможения турбины в газотурбинном двигателе, содержащей ротор, имеющий по меньшей мере один диск (63') с ободом (63'В), приводящий в движение вал и выполненный с возможностью вращения относительно статора, в случае разрушения упомянутого вала, отличающееся тем, что содержит первый орган (110) торможения, жестко связанный с упомянутым ободом и снабженный по меньшей мере одним режущим элементом (110А), и второй орган (120) торможения, жестко связанный со статором по потоку позади этого обода (63'В) и содержащий элемент (120А) в форме кольца, изготовленный из материала, который может быть разрезан при помощи упомянутого режущего элемента (110А), причем оба эти органа торможения входят в контакт друг с другом в результате осевого перемещения ротора после разрушения упомянутого вала и режущий элемент (110А) первого органа (110) торможения разрезает элемент (120) в форме кольца второго органа (120) торможения.1. A turbine braking device in a gas turbine engine comprising a rotor having at least one disk (63 ') with a rim (63'B), which drives a shaft and is rotatable relative to the stator, in case of failure of said shaft, characterized in that contains the first braking member (110) rigidly connected to said rim and provided with at least one cutting element (110A), and a second braking member (120) rigidly connected to the stator downstream of this rim (63'B) and containing an element (120A) in the form of a ring, from made of a material that can be cut using the aforementioned cutting element (110A), both of which braking organs come into contact with each other as a result of the axial movement of the rotor after the destruction of the shaft and the cutting element (110A) of the first braking element (110) cuts an element (120) in the form of a ring of a second braking member (120). 2. Устройство по п.1, причем упомянутый двигатель имеет в своем составе выхлопной кожух (10), в котором первый орган (110) торможения жестко связан с последней ступенью турбины ротора, а второй орган (120) торможения жестко связан с выхлопным кожухом (10).2. The device according to claim 1, wherein said engine includes an exhaust casing (10), in which the first braking member (110) is rigidly connected to the last stage of the rotor turbine, and the second braking member (120) is rigidly connected to the exhaust casing ( 10). 3. Устройство по одному из пп.1 или 2, в котором первый орган (110) торможения содержит множество режущих элементов (110А), распределенных вокруг оси двигателя.3. The device according to one of claims 1 or 2, in which the first braking member (110) comprises a plurality of cutting elements (110A) distributed around the axis of the engine. 4. Устройство по п.1, в котором режущие элементы (110А) первого органа (110) торможения реализованы путем механической обработки совместно с упомянутым ободом (63'В).4. The device according to claim 1, in which the cutting elements (110A) of the first braking member (110) are implemented by machining together with said rim (63'B). 5. Устройство по п.1, в котором режущие элементы (110А) первого органа (110) торможения реализованы путем механической обработки некоторого элемента, присоединенного и закрепленного на упомянутом ободе (63'В).5. The device according to claim 1, in which the cutting elements (110A) of the first braking member (110) are implemented by machining some element attached and fixed to the said rim (63'B). 6. Устройство по п.4 или 5, в котором режущие элементы (110А) выполнены в форме резцов, приспособленных для резания упомянутого элемента (120А) в форме кольца второго органа торможения со снятием материала с этого кольца.6. The device according to claim 4 or 5, in which the cutting elements (110A) are made in the form of cutters adapted for cutting the said element (120A) in the form of a ring of a second braking unit with removal of material from this ring. 7. Устройство по одному из пп.1 или 2, в котором упомянутый элемент (120А) в форме кольца второго органа торможения присоединен к диску (120В), установленному на статоре.7. The device according to one of claims 1 or 2, in which said element (120A) in the form of a ring of a second braking member is connected to a disk (120B) mounted on a stator. 8. Двухвальный газотурбинный двигатель с расположенным поперечно узлом турбины низкого давления, в котором упомянутый узел содержит устройство торможения в соответствии с одним из предшествующих пунктов. 8. A twin-shaft gas turbine engine with a transverse low-pressure turbine assembly, wherein said assembly comprises a braking device in accordance with one of the preceding paragraphs.
RU2008120784/06A 2007-05-25 2008-05-23 Device to brake turbine of gas turbine engine in collapse of turbine shaft, and double-step gas turbine engine RU2469194C2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0703759 2007-05-25
FR0703759A FR2916483B1 (en) 2007-05-25 2007-05-25 SYSTEM FOR DISSIPATING ENERGY IN THE EVENT OF TURBINE SHAFT BREAKAGE IN A GAS TURBINE ENGINE

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008120784A RU2008120784A (en) 2009-11-27
RU2469194C2 true RU2469194C2 (en) 2012-12-10

Family

ID=38973640

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008120784/06A RU2469194C2 (en) 2007-05-25 2008-05-23 Device to brake turbine of gas turbine engine in collapse of turbine shaft, and double-step gas turbine engine

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8127525B2 (en)
EP (1) EP1995414B1 (en)
CA (1) CA2631620C (en)
DE (1) DE602008001684D1 (en)
FR (1) FR2916483B1 (en)
RU (1) RU2469194C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2647944C1 (en) * 2017-03-07 2018-03-21 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Gas turbine engine with birotate fan

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011086775A1 (en) 2011-07-20 2013-01-24 Mtu Aero Engines Gmbh Method for producing an inlet lining, inlet system, turbomachine and vane
FR2987085B1 (en) * 2012-02-20 2014-03-21 Snecma METHOD FOR SECURING THE OPERATION OF A TURBOMACHINE
FR3026774B1 (en) * 2014-10-07 2020-07-17 Safran Aircraft Engines TURBOMACHINE COMPRISING A BLOWER ROTOR BRAKING DEVICE.
US10190440B2 (en) 2015-06-10 2019-01-29 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Emergency shut-down detection system for a gas turbine
FR3049646B1 (en) * 2016-03-31 2019-04-12 Safran Aircraft Engines DEVICE FOR LIMITING THE OVERVIEW OF A TURBINE ROTOR ROTOR
FR3079550B1 (en) 2018-03-27 2020-10-23 Safran Aircraft Engines TURBINE SHAFT OF A TURBOMACHINE AND PROCESS FOR PROTECTING AGAINST OVERSPEED OF THE SHAFT
CN108742350B (en) * 2018-06-28 2021-04-06 芜湖泰领信息科技有限公司 Automatic cleaning brush head replacement method and intelligent sweeper
GB201820823D0 (en) * 2018-12-20 2019-02-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
FR3107318B1 (en) 2020-02-17 2022-01-14 Safran Aircraft Engines Dual-flow aircraft turbomachine equipped with a rotor overspeed shutdown device

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3075741A (en) * 1957-06-04 1963-01-29 Fairchild Stratos Corp Overspeed safety device for turbine wheels
US4505104A (en) * 1982-10-06 1985-03-19 Rolls-Royce Limited Turbine overspeed limiter for turbomachines
EP0374003A1 (en) * 1988-12-15 1990-06-20 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Turbo machine with a braking device between rotor and exhaust sump
RU9012U1 (en) * 1997-11-05 1999-01-16 Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет TURBINE
US20060042226A1 (en) * 2004-08-27 2006-03-02 Ronald Trumper Gas turbine braking apparatus & method
RU2005130150A (en) * 2004-09-28 2007-04-10 Снекма (Fr) DEVICE FOR LIMITING EXCEEDING THE NUMBER OF TURBINE SPEEDS IN A TURBO MACHINE

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2966333A (en) * 1957-06-27 1960-12-27 Fairchild Engine & Airplane Overspeed safety device for turbine wheels
US4498291A (en) * 1982-10-06 1985-02-12 Rolls-Royce Limited Turbine overspeed limiter for turbomachines
DE19857552A1 (en) 1998-12-14 2000-06-15 Rolls Royce Deutschland Method for detecting a shaft break in a fluid flow machine
FR2916482B1 (en) * 2007-05-25 2009-09-04 Snecma Sa BRAKE SYSTEM IN CASE OF TURBINE SHAFT RUPTURE IN A GAS TURBINE ENGINE

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3075741A (en) * 1957-06-04 1963-01-29 Fairchild Stratos Corp Overspeed safety device for turbine wheels
US4505104A (en) * 1982-10-06 1985-03-19 Rolls-Royce Limited Turbine overspeed limiter for turbomachines
EP0374003A1 (en) * 1988-12-15 1990-06-20 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Turbo machine with a braking device between rotor and exhaust sump
RU9012U1 (en) * 1997-11-05 1999-01-16 Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет TURBINE
US20060042226A1 (en) * 2004-08-27 2006-03-02 Ronald Trumper Gas turbine braking apparatus & method
RU2005130150A (en) * 2004-09-28 2007-04-10 Снекма (Fr) DEVICE FOR LIMITING EXCEEDING THE NUMBER OF TURBINE SPEEDS IN A TURBO MACHINE

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2647944C1 (en) * 2017-03-07 2018-03-21 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Gas turbine engine with birotate fan

Also Published As

Publication number Publication date
US20080289315A1 (en) 2008-11-27
EP1995414B1 (en) 2010-07-07
CA2631620C (en) 2015-02-24
RU2008120784A (en) 2009-11-27
EP1995414A1 (en) 2008-11-26
DE602008001684D1 (en) 2010-08-19
US8127525B2 (en) 2012-03-06
CA2631620A1 (en) 2008-11-25
FR2916483B1 (en) 2013-03-01
FR2916483A1 (en) 2008-11-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2469194C2 (en) Device to brake turbine of gas turbine engine in collapse of turbine shaft, and double-step gas turbine engine
US7484924B2 (en) Device for limiting turbine overspeed in a turbomachine
US8161727B2 (en) System providing braking in a gas turbine engine in the event of the turbine shaft breaking
JP4316554B2 (en) Gas turbine engine rotor and vane element and engine design method
EP3133239B1 (en) Assembly for rotational equipment
US4498291A (en) Turbine overspeed limiter for turbomachines
RU2418965C2 (en) Method and device for rotor rotation deceleration in case of gte turbine shaft destruction
EP2978938B1 (en) Turbine engine assembly with l-shaped feather seal
EP3054088B1 (en) Gas turbine engine rotor disk balancing
US3490748A (en) Fragmentation brake for turbines
CN111954752B (en) Turbine shaft of a turbomachine and method for protecting said shaft against overspeed
CN101649758B (en) Energy consumption system used in the fracturing of turbine shaft of gas turbine engine
US4503667A (en) Turbine overspeed limiter for turbomachines
EP2935785B1 (en) Root spacer for arranging between a rotor disk and a root of a rotor blade
EP3290637B1 (en) Tandem rotor blades with cooling features
US20160369816A1 (en) Tandem rotor blades with cooling features
CN112585334B (en) Rotor disk with axially fixed blades, disk and ring assembly, and turbine
CN107806367A (en) System and method for preventing disk from exceeding the speed limit
EP3438413B1 (en) Removably attached air seal for rotational equipment
GB2525305A (en) A Turbine
US9359906B2 (en) Rotor blade root spacer with a fracture feature

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner